EP4222355A1 - Module de turbomachine equipe d'une helice et d'aubes de stator deportees - Google Patents

Module de turbomachine equipe d'une helice et d'aubes de stator deportees

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Publication number
EP4222355A1
EP4222355A1 EP21798742.9A EP21798742A EP4222355A1 EP 4222355 A1 EP4222355 A1 EP 4222355A1 EP 21798742 A EP21798742 A EP 21798742A EP 4222355 A1 EP4222355 A1 EP 4222355A1
Authority
EP
European Patent Office
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casing
inter
compressor
module according
longitudinal axis
Prior art date
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Pending
Application number
EP21798742.9A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Paul Ghislain Albert Levisse
Olivier Belmonte
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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Filing date
Publication date
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Pending legal-status Critical Current

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    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
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    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
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    • B64C11/04—Blade mountings
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    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
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    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • TITLE TURBOMACHINE MODULE EQUIPPED WITH A PROPELLER AND DEPORTED STATOR VANE
  • the present invention relates to the field of turbomachines and in particular a turbomachine module comprising an unducted propeller and a variable-pitch stator vane. It also relates to the corresponding turbomachine.
  • Turbomachines comprising at least one unducted propeller are known by the term “open rotor” or “unducted fan”.
  • the term UDF for "Unducted Dual Fan” there are those with two unducted and counter-rotating propellers (known by the acronym UDF for "Unducted Dual Fan") or those with a single unducted propeller and a rectifier comprising several stator vanes (known as under the English acronym USF for Unducted Single Fan).
  • the propeller or propellers forming the propulsion part can be placed at the rear of the gas generator (or engine) so as to be of the pusher type or at the front of the gas generator so to be of the tractor type.
  • turbomachines are turboprops which are distinguished from turbojets by the use of a propeller outside the nacelle (not shrouded) instead of an internal fan. This makes it possible to increase the bypass rate very significantly without being penalized by the mass of the casings or nacelles intended to surround the blades of the propeller or fan.
  • the objective of the present invention is to provide a turbomachine module with stator vanes arranged in such a way as to reduce the acoustic impact of unducted turbomachines while avoiding major structural modifications.
  • a turbomachine module of longitudinal axis X comprising an unducted propeller driven in rotation about the longitudinal axis X by a power shaft which is connected at least to a rotor compressor and at least one rectifier comprising a plurality of stator vanes extending along a radial axis Z perpendicular to the longitudinal axis X from a fixed casing, the rectifier being arranged downstream of the propeller, the fixed casing being an intercompressor casing arranged downstream of a low-pressure compressor, along the longitudinal axis, the inter-compressor casing comprising a ring of longitudinal axis provided with sleeves intended to carry the stator vanes, the inter-compressor casing and the ring being one-piece.
  • stator vanes of the rectifier are installed on the inter-compressor casing, which makes it possible to reduce noise.
  • the fact that the stator vanes are offset or offset axially also allows the turbomachine's center of gravity to be moved, which rebalances the assembly and promotes the recovery of forces.
  • a crown of stator vanes weighs about 200kg. The center of gravity is closer to the attachment system on the aircraft.
  • Such a configuration also makes it possible to free up space in this constrained environment to install other organs or elements.
  • the module also comprises one or more of the following characteristics, taken alone or in combination: an internal casing and an inlet casing delimit at least in part a primary stream in which a flow of primary air circulates.
  • the inter-compressor casing comprises a radially inner shroud and a radially outer shroud which are coaxial with the longitudinal axis X and between which extends at least one structural radial arm.
  • the inter-compressor casing comprises a radial, annular wall extending radially from a first side of the ring and which is connected to the radially outer shroud of the inter-compressor casing.
  • the stator vanes are variable-pitch and the module includes a system for changing the pitches of the blades of the stator vanes.
  • the stator vanes of the rectifier are unducted.
  • at least one rotational guide bearing of a stator blade root is housed in an internal housing of a sleeve.
  • the stator vanes are regularly distributed around the longitudinal axis X and extend radially in a secondary air flow.
  • the inter-compressor casing is produced by an additive manufacturing process.
  • the inter-compressor casing and the ring are made in one piece.
  • the inter-compressor casing and the ring are assembled by welding.
  • the ratio S ZC corresponding to the distance S between a trailing edge of the blades of the propeller and a leading edge of a stator blade on the chord C of the blades of the propeller is 3.
  • the change system pitch comprises at least one control means comprising a fixed body and a body movable axially with respect to the fixed body, and a connecting mechanism connecting each stator vane to the movable body of the control means.
  • the control means of the pitch change system is installed in the inlet casing between a separation nozzle intended to separate the flow entering the turbomachine into a primary flow and into a secondary flow and the intercompressor casing.
  • the pitch change system control means is installed in the inlet casing and upstream of the inter-compressor casing.
  • the pitch change system control means is installed in an inter-vein casing extending downstream an inlet casing carrying a separation nozzle intended to separate the flow entering the turbomachine into a primary flow and a secondary flow, the control means being downstream of the sleeves and downstream of a radial wall of the inter-compressor casing which connects the ring to the radially outer shroud.
  • the control means is intended to be placed radially above a high pressure compressor.
  • the invention further relates to an aircraft turbine engine comprising at least one module as mentioned above and a gas generator intended to drive the non-ducted propeller in rotation.
  • Figure 1 is a schematic view, in axial and partial section of an example of a turbomachine with a single unducted propeller to which the invention applies;
  • Figure 2 is a perspective view of an inter-compressor housing intended to carry stator vanes
  • FIG. 3 represents in perspective a system for changing the pitch of the blades of the stator vanes of a turbomachine with a single unducted propeller to which the invention applies;
  • Figure 4 illustrates in axial and partial section another embodiment of a turbine engine stator blade root mounted in an inter-compressor casing and cooperating with a pitch change system according to the invention.
  • turbomachine 1 comprising an unducted propeller 2 intended to be mounted on an aircraft.
  • a turbomachine is a turboprop engine as represented in FIG. 1.
  • This turbomachine is known by the English expression “open rotor” or “unducted fan” as explained previously.
  • upstream is defined with respect to the circulation of the gases in the turbomachine and here along the longitudinal axis X (and even left to right in Figure 1).
  • radial is defined with respect to a radial axis Z perpendicular to the longitudinal axis X and with regard to the distance from the longitudinal axis X.
  • identical or substantially identical elements and/or with the same functions are represented by the same reference numerals.
  • a turbomachine is generally modular, that is to say it comprises several modules which are manufactured independently of each other and which are then assembled together.
  • the modularity of a turbomachine also facilitates its maintenance.
  • turbomachine module is understood to mean a module which notably comprises a fan and its power shaft for driving the propeller.
  • the turbomachine 1 comprises a gas generator or engine 3 which typically comprises, from upstream to downstream, a low pressure compressor 4, a high pressure compressor 5, a combustion chamber 6, a high pressure turbine 7 and a low pressure turbine 8.
  • the low pressure compressor 4 and the low pressure turbine 8 are mechanically connected by a low pressure shaft 9 so as to form a low pressure body.
  • the high pressure compressor 5 and the high pressure turbine 7 are mechanically connected by a high pressure shaft 10 so as to form a high pressure body.
  • the high pressure shaft 10 extends inside the low pressure shaft 9 and are coaxial.
  • the low pressure or low pressure body comprises the low pressure compressor which is connected to an intermediate pressure turbine.
  • a free power turbine is mounted downstream of the intermediate pressure turbine and is connected to the propeller described below via a power transmission shaft to drive it in rotation.
  • the turbomachine comprises a rotary casing 11 centered on the longitudinal axis X and rotating around the longitudinal axis X.
  • the rotary casing 11 carries a crown of mobile blades 12 forming the unducted propeller 2.
  • the rotary casing 11 is mounted to move relative to an internal casing 13 which extends downstream of the rotary casing 11 .
  • the propeller 2 is mounted upstream of the gas generator 3 (tractor configuration or "puller" in English).
  • the air flow F which enters the turbomachine passes through the blades 12 of the propeller and is separated by a separation nozzle 14 so as to form a primary air flow F1 and a secondary air flow F2.
  • the separation spout 14 is carried by an inlet casing 15 centered on the longitudinal axis.
  • the inlet casing 15 is extended downstream by an external casing or intervein casing 16.
  • the inlet casing 15 is coaxial with the internal casing 13. Furthermore, the inlet casing 15 extends radially outside of the internal casing 13.
  • the primary air flow F1 circulates in a primary stream 17 which passes through the gas generator 3.
  • the primary air flow F1 enters the gas generator 3 through an annular air inlet 18 and exits therefrom. escapes through a primary nozzle 19 which is arranged downstream of the gas generator 3.
  • the primary stream 17 is delimited radially by a wall radially inner 20 and a radially outer wall 21 .
  • the radially inner wall 20 is carried by the inner casing 13.
  • the radially outer wall 21 is carried at least in part by the inlet casing 15. As for the secondary flow F2, this circulates around the inlet casing 15.
  • Each blade 12 of the propeller 2 comprises an axially opposed leading edge 22a and a trailing edge 22b.
  • the blades also include a foot 23 from which they extend radially outwards.
  • the power shaft or the low pressure shaft 9 (respectively of the free power turbine and of the low pressure turbine) drives the propeller 2 via a reducer 24 which compresses the air outside rotary housings and input 11, 15 and provides most of the thrust.
  • the reducer 24 can be of the planetary gear or planetary gear type.
  • the turbine engine 1 comprises a rectifier 25 comprising a plurality of stator vanes 26 (or stationary vanes) known by the acronym "OGV" for Outlet Guide Vane.
  • the stator vanes 26 are regularly distributed around the longitudinal axis X and extend radially into the secondary air flow. There are between six and eight 26 stator vanes around the inlet and inter-vein housings. Of course, there may be a greater number of stator vanes around the longitudinal axis X. It may have between six and fourteen stator vanes 26 distributed around the longitudinal axis.
  • the stator vanes 26 of the stator 25 are arranged downstream of the propeller 2 so as to straighten the flow of air generated by the propeller 2.
  • Each stator vane 26 comprises a blade 27 which extends radially from a foot 28.
  • the turbomachine represented is a USF, there is no fairing for the propeller and the rectifier.
  • the blades 27 also include an axially opposed leading edge 29a and a trailing edge 29b.
  • the stator vanes 26 also extend radially outside the intervein casing.
  • the stator vanes 26 are mounted on a fixed casing of the turbomachine.
  • the stator vanes 26 are mounted on an inter-compressor casing 30 constituting the fixed casing.
  • the inter-compressor casing 30 is arranged downstream of the low-pressure compressor 4. More precisely still, the inter-compressor casing 30 extends axially between the low-pressure compressor 4 and the high-pressure compressor 5.
  • the stator vanes 26 are carried by a ring 31 of longitudinal axis X.
  • the longitudinal axis X is the axis of revolution of the ring.
  • the longitudinal axis is the center of the polygon.
  • the ring 31 is integral with the inter-compressor casing 30.
  • the ring 31 and the inter-compressor casing 30 are made in one piece (made from one piece).
  • the ring and the inter-compressor casing are manufactured separately (for example by casting or several welded castings) and are then assembled by welding.
  • the inter-compressor casing 30 integral with the ring 31
  • the inter-compressor casing 30 (as well as the ring 31) is produced by an additive manufacturing process.
  • the inter-compressor casing 30 comprises a radially inner shroud 32 and a radially outer shroud 33 which are centered on the longitudinal axis X. Between the radially inner shroud 32 and the radially outer shroud 33 extend radially at the least one radial arm 34 structural. More precisely, several radial arms 34 are fixed to the radially inner and outer shrouds 32, 33. The radial arms 34 are also regularly distributed around the longitudinal axis X. They are between 6 and 10 radial arms so as to optimize the mechanical resistance. of the inter-compressor casing 30. These arms 34 are fixed and are made in one piece with the inner and outer shrouds 32, 33. The number of stator vanes 26 (between 6 and 10 for example) facilitates their integration on the intercompressor housing 30.
  • the radially inner shroud 32 and the radially outer shroud 33 constitute portions of the radially inner and outer walls 20, 21 of the primary stream 17.
  • the primary flow passes through the radial arms 34.
  • the ring 31 extends radially outside the radially outer shroud 33.
  • a radial wall 35 (cf. FIGS. 3 and 4) extending radially from a first sidewall 36a of the ring 31 is connected to the shroud radially external 33 of the inter-compressor casing 30.
  • the wall 35 is annular, centered on the axis X, and advantageously solid. This wall 35 is defined substantially in a plane P (FIG. 3) perpendicular to the longitudinal axis X. This plane P can be slightly inclined from the radial axis Z by approximately 10°.
  • the ring 31 comprises a plurality of sleeves 37, cylindrical, which extend radially outwards. The base of each sleeve 37 is circular.
  • the sleeves 37 are regularly distributed around the longitudinal axis X.
  • the sleeves 37 extend axially from a second side 36b of the ring 31.
  • the second side 36b (cf. Figure 2) is axially opposed to the first flank 36a.
  • the second flank 36b is approximately two-thirds of the radial height H of each sleeve 37 measured between a first edge 38a of the sleeve 37 and a second edge 38b of the sleeve 37.
  • Each sleeve 37 comprises a cylindrical skirt 39 of axis A parallel to the radial axis Z.
  • the cylindrical skirt 39 is delimited by the first and second edges 38a, 38b.
  • the axis A of the sleeves 37 is defined in a radial plane which is axially offset from the plane P of the radial wall 35.
  • the sleeves 37 are advantageously placed radially above (and considering FIGS. 2 and 3) the radial arms 34 structural, which makes it possible to reinforce the mechanical strength of the sleeves 37.
  • Each sleeve 37 comprises a bore 40 which passes through the cylindrical skirt 39 on either side along the axis.
  • the bore 40 forms an internal housing intended to receive the foot of a stator vane 26.
  • the S/Ce ratio corresponding to the distance S between the trailing edge 22b of the blades of the propeller 2 and the leading edge 29a of the stator blades 26 on the chord C of the blades of the propeller 2 is improved.
  • This S/C ratio is of the order of 3 whereas in the prior art this ratio is between 1 and 2.
  • the minimum ratio for compliance with acoustic standards is in fact 1.
  • the stator vanes 26 are advantageously variable pitch so as to optimize the performance of the turbine engine.
  • the turbine engine 1 comprises a system 45 for changing the pitch of the blades of the stator vanes 26.
  • the root 28 of each vane 26 is typically in the form of a pivot 41 which is pivotally mounted according to a B axis in an internal housing. Axes A and B are coaxial.
  • the pivot 41 of the foot is pivotally mounted by means of at least one guide bearing 42 in the internal housing of each sleeve 37.
  • two guide bearings 42, 42' overlap along the radial axis Z.
  • These bearings 42, 42' are preferably, but not limited to, rolling bearings.
  • the bearings may have a larger diameter than usual due to the space available in the sleeves 37 and the location of the inter-compressor casing 30.
  • Each bearing 42, 42' comprises an inner ring 43 integral in rotation with the pivot and an outer ring 44 which surrounds the inner ring 42.
  • the bearings comprise rolling elements 46 which are installed between the inner surfaces of the inner and outer rings which form rolling tracks.
  • the rolling members 46 here include balls.
  • the bearings 42, 42' advantageously ensure the retention of the blades 26 in the housing of the sleeves 37.
  • a cylindrical sleeve 48 is installed in each bore 40 so as to connect the inner ring 43 of each bearing 42, 42' to the foot of each stator vane 26.
  • the sleeve 48 is centered on the setting axis B of the stator vanes 26.
  • Each sleeve 48 extends between a first end and a second end.
  • Each sleeve 48 is also provided with internal grooves 49 arranged on an internal cylindrical face.
  • the internal splines 49 are intended to mate with external splines provided on an external surface of the pivot 41 of each stator blade root 26.
  • each bearing 42, 42' extends along the radial axis Z a spacer 50 intended to ensure the spacing between the bearings 42, 42 ': indeed, these must take up the forces, but also the moments. Consequently, it takes two spaced bearings in order to be able to ensure the recovery of the bending moment.
  • This spacer 50 is placed advantageously, but not limited to, between two internal rings of the bearings 42, 42'. Sealing elements are provided in each bore 40 so as to prevent the escape of lubricant from the bearings to the outside thereof. As we can also see in Figure 3, two bands are arranged between the inner wall of each sleeve 37 and the side flanks of the bearings 42, 42'.
  • a first hoop 51 has an L-shaped axial section with a branch that radially covers the bearing 42' (radially upper), and a second hoop 54 has an axial section in the shape of a capital I with an axial bulge.
  • the bearing 42 (radially lower) rests on the axial bulge.
  • the first and second frets each have an annular shape and fit one into the other.
  • the hoops 51, 54 allow radial blocking of the bearings 42, 42'.
  • the pitch change system 45 includes at least one control means 60 (shown schematically) and at least one link mechanism 61 (shown schematically) connecting each stator vane 26 to the control means 60.
  • each blade root 27 comprises an arm 52 forming an eccentric at its lower free end.
  • the pivot 41 comprises a radial bore which opens at the free end thereof.
  • a fixing member 53 such as a screw is received in the radial bore to fix the arm 52 to the root of the stator vane 26.
  • stator 26 there are as many arms as there are vanes.
  • Arm 52 is connected to a first end of a connecting rod which forms the link mechanism 61.
  • the first end of the connecting rod is provided with a ball joint which is traversed by a hinge pin carried by the arm 52.
  • the hinge pin is parallel to the radial axis Z.
  • the second end of the link (opposite to the first end) of the link is connected to the control means 60.
  • the control means 60 is advantageously an actuator such as a hydraulic cylinder.
  • the actuator comprises a fixed body and a movable body with respect to the first fixed body.
  • the first fixed body is connected to a fixed shroud of the turbomachine so as to be immobile in translation and in rotation.
  • the fixed shroud is in particular mounted on the fixed inter-vein casing.
  • the mobile body moves in translation axially with respect to the fixed body along the longitudinal axis X.
  • the mobile body comprises an axial rod whose free end is connected to the second end of the connecting rod.
  • the actuator is connected to a fluid power source to supply pressurized oil to the chambers (not shown) of the fixed body.
  • the pitch change system 45 is arranged in an annular space defined in the inter-vein casing 16.
  • the control means here the hydraulic cylinder, is mounted downstream of the inter-compressor casing 30 and in a zone called the “core zone”.
  • This “core zone” is located close to the combustion chamber 6.
  • the core zone is a fire zone.
  • the hydraulic cylinder is generally a cylinder actuated with fuel, the cylinder can be kept inside the fire zone defined by the core zone (and limited by the wall 35 of the inter-compressor casing 30).
  • the control means is located downstream of the wall 35. More precisely still, the control means is housed above the high pressure compressor 5.
  • FIG 4 is illustrated another embodiment of the arrangement of the change of pitch system 45.
  • the control means 60 is arranged between the separation nose 14 and the inter-compressor housing 30.
  • the means 60 is installed near the separation nozzle 14. It is arranged upstream of the inter-compressor casing 30.
  • the control means is installed in particular upstream of the feet 28 of the stator vanes 26.
  • the turbine engine module may include another pitch change system 70 of the moving blades of the propeller 2.
  • This pitch change system 70 is arranged upstream of the gas generator 3 and below radially feet of the mobile blades of the propeller 2.
  • This pitch change system comprises a second control means comprising a body movable axially with respect to a fixed body mounted on a fixed structure integral with the internal casing 13.
  • the change system pitch also comprises at least one load transfer bearing comprising an inner ring connected to the moving body and an outer ring, as well as a second mechanism for connecting the outer ring to the moving blades 12 of the propeller 2.
  • the change system pitch of the blades makes it possible to vary the pitch or the pitch of the blades 12 around their pitch axes so that they occupy different angular positions according to the operating conditions of the turbomachine and the relevant flight phases such as an extreme working position (thrust reversal position known in English as the “reverse”) and an extreme feathering position of the blades.
  • the control means is also a hydraulic cylinder comprising the fixed body and the mobile body.
  • the link mechanism here comprises connecting rods.

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Abstract

L'invention concerne un module de turbomachine d'axe longitudinal X, comportant une hélice (2) non carénée entraînée en rotation autour de l'axe longitudinal X par un arbre de puissance (9, 10) qui est relié au moins à un rotor de compresseur (5), et au moins un redresseur (25) comprenant une pluralité d'aubes de stator s'étendant suivant un axe radial Z perpendiculaire à l'axe longitudinal X depuis un carter fixe, le redresseur étant disposé en aval de l'hélice. Selon l'invention, le carter fixe est un carter inter-compresseur (30) agencé en aval d'un compresseur basse pression, suivant l'axe longitudinal, le carter inter-compresseur (30) comprenant un anneau (31) d'axe longitudinal pourvu de manchons (37) destinés à porter les aubes de stator (26), le carter inter-compresseur (30) et l'anneau (31) étant monobloc.

Description

DESCRIPTION
TITRE : MODULE DE TURBOMACHINE EQUIPE D’UNE HELICE ET D’AUBES DE STATOR DEPORTEES
Domaine de l’invention
La présente invention concerne le domaine des turbomachines et en particulier un module de turbomachine comprenant une hélice non carénée et une aube de stator à calage variable. Elle vise également la turbomachine correspondante.
Arrière-plan technique
L’arrière-plan technique est illustré par le document US-A1 -2018105278.
Des turbomachines comprenant au moins une hélice non carénée sont connues sous le terme anglais « open rotor » ou « unducted fan ». Dans cette catégorie de turbomachine, il existe celles qui ont deux hélices non carénées et contrarotatives (connues sous l’acronyme anglais UDF pour « Unducted Dual Fan ») ou celles ayant une seule hélice non carénée et un redresseur comprenant plusieurs aubes de stator (connues sous l’acronyme anglais USF pour Unducted Single Fan). L’hélice ou les hélices formant la partie propulsive peu(ven)t être placée(s) à l’arrière du générateur de gaz (ou moteur) de sorte à être du type pousseur ou à l’avant du générateur de gaz de sorte à être du type tracteur. Ces turbomachines sont des turbopropulseurs qui se distinguent des turboréacteurs par l’utilisation d’une hélice à l’extérieur de la nacelle (non carénée) au lieu d’une soufflante interne. Cela permet d’augmenter le taux de dilution de façon très importante sans être pénalisé par la masse des carters ou nacelles destiné(e)s à entourer les pales de l’hélice ou soufflante.
Actuellement, ce genre de turbomachine et notamment les turbomachines USF génèrent un bruit assez important. Ce bruit provient du générateur de gaz mais surtout par l’interaction du sillage et du tourbillon générés par l’enroulement des lignes de courant au sommet des aubes de l’hélice et des aubes du redresseur. Ce bruit est d’autant plus fort que les aubes de stator sont proches des aubes des hélices. En effet, les aubes de stator des turbomachines sont installées généralement sur un carter d’entrée qui porte le bec de séparation des flux primaire et secondaire circulant respectivement dans une veine primaire et autour du carter d’entrée. Dans le cas des turbosoufflantes avec une soufflante, bien que les aubes de stator soient proches des aubes de la soufflante pour limiter l’impact de l’allongement du carénage de la soufflante et sa traînée, le carénage de cette dernière permet l’installation de panneaux acoustiques pour réduire le bruit.
Résumé de l’invention
L’objectif de la présente invention est de fournir un module de turbomachine avec des aubes de stator agencées de manière à réduire l’impact acoustique des turbomachines non carénées tout en évitant les modifications structurelles importantes.
Nous parvenons à cet objectif conformément à l’invention grâce à un module de turbomachine d’axe longitudinal X, comportant une hélice non carénée entraînée en rotation autour de l’axe longitudinal X par un arbre de puissance qui est relié au moins à un rotor de compresseur et au moins un redresseur comprenant une pluralité d’aubes de stator s’étendant suivant un axe radial Z perpendiculaire à l’axe longitudinal X depuis un carter fixe, le redresseur étant disposé en aval de l’hélice, le carter fixe étant un carter intercompresseur agencé en aval d’un compresseur basse pression, suivant l’axe longitudinal, le carter inter-compresseur comprenant un anneau d’axe longitudinal pourvu de manchons destinés à porter les aubes de stator, le carter inter-compresseur et l’anneau étant monobloc.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, en installant les aubes de stator du redresseur sur le carter inter-compresseur, la distance entre les aubes de l’hélice et celles des aubes de stator est allongée ce qui permet de réduire le bruit. Le fait que les aubes de stator soient déportées ou décalées axialement permet également déplacer le centre de gravité de la turbomachine ce qui rééquilibrer l’ensemble et favorise la reprise des efforts. En effet, une couronne d’aubes de redresseur pèse environ 200kg. Le centre de gravité se retrouve plus proche du système d’accrochage sur l’aéronef. Une telle configuration permet également de libérer de l’espace dans cet environnement contraint pour installer d’autres organes ou éléments.
Le module comprend également l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison : un carter interne et un carter d’entrée délimitent au moins en partie une veine primaire dans laquelle circule un flux d’air primaire. le carter inter-compresseur comprend une virole radialement interne et une virole radialement externe qui sont coaxiales avec l’axe longitudinal X et entre lesquelles s’étend au moins un bras radial structural. le carter inter-compresseur comprend une paroi radiale, annulaire, s’étendant radialement depuis un premier flanc de l’anneau et qui est reliée à la virole radialement externe du carter inter-compresseur. les aubes de stator sont à calage variable et le module comprend un système de changement des pas des pales des aubes de stator. les aubes de stator du redresseur sont non carénées. au moins un palier de guidage en rotation d’un pied d’aube de stator est logé dans un logement interne d’un manchon. les aubes de stator sont réparties régulièrement autour de l’axe longitudinal X et s’étendent radialement dans un flux d’air secondaire. le carter inter-compresseur est réalisé par un procédé de fabrication additive. le carter inter-compresseur et l’anneau sont réalisés d’un seul tenant. le carter inter-compresseur et l’anneau sont assemblés par soudage. le rapport S ZC correspondant à la distance S entre un bord de fuite des aubes de l’hélice et un bord d’attaque d’une aube de stator sur la corde C des aubes de l’hélice est de 3. le système de changement de pas comprend au moins un moyen de commande comportant un corps fixe et un corps mobile axialement par rapport au corps fixe, et un mécanisme de liaison reliant chaque aube de stator au corps mobile du moyen de commande. le moyen de commande du système de changement de pas est installé dans le carter d’entrée entre un bec de séparation destiné à séparer le flux entrant de la turbomachine en un flux primaire et en un flux secondaire et le carter intercompresseur. le moyen de commande du système de changement de pas est installé dans le carter d’entrée et en amont du carter inter-compresseur. le moyen de commande du système de changement de pas est installé dans un carter inter-veine prolongeant en aval un carter d’entrée portant un bec de séparation destiné à séparer le flux entrant de la turbomachine en un flux primaire et en un flux secondaire, le moyen de commande étant en aval des manchons et en aval d’une paroi radiale du carter inter-compresseur qui relie l’anneau à la virole radialement externe. le moyen de commande est destiné à être placé au-dessus radialement d’un compresseur haute pression. L’invention concerne en outre une turbomachine d’aéronef comprenant au moins un module tel que susmentionné et un générateur de gaz destiné à entrainer l’hélice non carénée en rotation.
Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels :
[Fig. 1] La figure 1 est une vue schématique, en coupe axiale et partielle d’un exemple de turbomachine avec une seule hélice non carénée à laquelle s’applique l’invention ;
[Fig. 2] La figure 2 est une vue en perspective d’un carter inter-compresseur destiné à porter des aubes de stator ;
[Fig. 3] La figure 3 représente en perspective un système de changement de pas des pales des aubes de stator d’une turbomachine avec une seule hélice non carénée à laquelle s’applique l’invention ; et
[Fig. 4] La figure 4 illustre en coupe axiale et partielle un autre mode de réalisation d’un pied d’aube de stator de turbomachine monté dans un carter inter-compresseur et coopérant avec un système de changement de pas selon l’invention.
Description détaillée de l’invention
L’invention s’applique à une turbomachine 1 comprenant une hélice 2 non carénée destinée à être montée sur un aéronef. Une telle turbomachine est un turbopropulseur tel que représenté sur la figure 1. Cette turbomachine est connue sous l’expression anglaise « open rotor » ou « unducted fan » comme explicité précédemment.
Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont », « aval » « axial » et « axialement » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine et ici suivant l’axe longitudinal X (et même de gauche à droite sur la figure 1 ). De même, les termes « radial », « interne » et « externe » sont définis par rapport à un axe radial Z perpendiculaire à l’axe longitudinal X et au regard de l’éloignement par rapport à l’axe longitudinal X. Par ailleurs, les éléments identiques ou sensiblement identiques et/ou avec les mêmes fonctions sont représentés par les mêmes références numériques.
Pour faciliter sa fabrication et son assemblage, une turbomachine est en général modulaire c’est-à-dire qu’elle comprend plusieurs modules qui sont fabriqués indépendamment les uns des autres et qui sont assemblés ensuite les uns aux autres. La modularité d’une turbomachine facilite en outre sa maintenance. Dans la présente demande, on entend par « module de turbomachine », un module qui comprend notamment une soufflante et son arbre de puissance pour entraîner l’hélice.
La turbomachine 1 comprend un générateur de gaz ou moteur 3 qui comporte typiquement d’amont en aval, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 5, une chambre de combustion 6, une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. Le compresseur basse pression 4 et la turbine basse pression 8 sont reliés mécaniquement par un arbre basse pression 9 de manière à former un corps basse pression. Le compresseur haute pression 5 et la turbine haute pression 7 sont reliés mécaniquement par un arbre haute pression 10 de manière à former un corps haute pression. L’arbre haute pression 10 s’étend à l’intérieur de l’arbre basse pression 9 et sont coaxiaux.
Dans une autre configuration non représentée, le corps basse pression ou de faible pression comprend le compresseur basse pression qui est relié à une turbine de pression intermédiaire. Une turbine libre de puissance est montée en aval de la turbine de pression intermédiaire et est reliée à l’hélice décrite ci-après via un arbre de transmission de puissance pour l’entraîner en rotation.
La turbomachine comprend un carter rotatif 11 centré sur l’axe longitudinal X et tournant autour de l’axe longitudinal X. Le carter rotatif 11 porte une couronne de pales 12 mobiles formant l’hélice 2 non carénée. Le carter rotatif 11 est monté mobile par rapport à un carter interne 13 qui s’étend en aval du carter rotatif 11 . Dans l’exemple représenté de la figure 1 , l’hélice 2 est montée en amont du générateur de gaz 3 (configuration de tracteur ou « puller » en anglais).
Le flux d’air F qui entre dans la turbomachine traverse les pales 12 de l’hélice et est séparé par un bec de séparation 14 de manière à former un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2. Le bec de séparation 14 est porté par un carter d’entrée 15 centré sur l’axe longitudinal. Le carter d’entrée 15 est prolongé en aval par un carter externe ou carter interveine 16. Le carter d’entrée 15 est coaxial avec le carter interne 13. Par ailleurs, le carter d’entrée 15 s’étend radialement à l’extérieur du carter interne 13.
Le flux d’air primaire F1 circule dans une veine primaire 17 qui traverse le générateur de gaz 3. En particulier, le flux d’air primaire F1 entre dans le générateur de gaz 3 par une entrée d’air annulaire 18 et s’en échappe par une tuyère primaire 19 qui est disposée en aval du générateur de gaz 3. La veine primaire 17 est délimitée radialement par une paroi radialement interne 20 et une paroi radialement externe 21 . La paroi radialement interne 20 est portée par le carter interne 13. La paroi radialement externe 21 est portée au moins en partie par le carter d’entrée 15. Quant au flux secondaire F2, celui-ci circule autour du carter d’entrée 15.
Chaque pale 12 de l’hélice 2 comprend un bord d’attaque 22a et une bord de fuite 22b opposés axialement. Les pales comprennent également un pied 23 depuis laquelle celles- ci s’étend radialement vers l’extérieur.
L’arbre de puissance ou l’arbre basse pression 9 (respectivement de la turbine libre de puissance et de la turbine basse pression) entraîne l’hélice 2 par l’intermédiaire d’un réducteur 24 qui comprime l’air à l’extérieur des carters rotatif et d’entrée 11 , 15 et fournit la majeure partie de la poussée. Le réducteur 24 peut être de type à train planétaire ou à train épicycloïdal.
Comme nous pouvons le voir sur la figure 1 également, la turbomachine 1 comprend un redresseur 25 comprenant une pluralités d’aubes de stator 26 (ou aubes fixes) connues sous l’acronyme anglais « OGV » pour Outlet Guide Vane. Les aubes de stator 26 sont réparties régulièrement autour de l’axe longitudinal X et s’étendent radialement dans le flux d’air secondaire. Il y a entre six et huit aubes de stator 26 autour des carters d’entrée et inter-veine. Bien entendu, il peut y avoir un nombre supérieur d’aubes de stator autour de l’axe longitudinal X. Il peut avoir entre six et quatorze aubes de stator 26 réparties autour de l’axe longitudinal. Les aubes de stator 26 du redresseur 25 sont disposées en aval de l’hélice 2 de manière à redresseur le flux d’air généré par l’hélice 2. Chaque aube de stator 26 comprend une pale 27 qui s’étend radialement depuis un pied 28. Nous comprenons, comme cela est également illustré sur la figure 1 , que les aubes de stator 26 du redresseur sont non carénées. La turbomachine représentée est un USF, il n’y a pas de carénage de l’hélice et du redresseur. Les pales 27 comprennent également un bord attaque 29a et un bord de fuite 29b opposés axialement. Les aubes de stator 26 s’étendent également radialement à l’extérieur du carter inter veine.
Les aubes de stator 26 sont montées sur un carter fixe de la turbomachine. En particulier, les aubes de stator 26 sont montées sur un carter inter-compresseur 30 constituant le carter fixe. Le carter inter-compresseur 30 est agencé en aval du compresseur basse pression 4. Plus précisément encore, le carter inter-compresseur 30 s’étend axialement entre le compresseur basse pression 4 et le compresseur haute pression 5. En référence à la figure 2, les aubes de stator 26 sont portées par un anneau 31 d’axe longitudinal X. Dans le cas d’un anneau circulaire, l’axe longitudinal X est l’axe de révolution de l’anneau. Dans le cas d’un anneau polygonal, l’axe longitudinal est le centre du polygone. L’anneau 31 est monobloc avec le carter inter-compresseur 30. En particulier, l’anneau 31 et le carter inter-compresseur 30 sont réalisés d’un seul tenant (venu de matière). De manière alternative, l’anneau et le carter inter-compresseur sont fabriqués séparément (par exemple par fonderie ou plusieurs pièces de fonderie soudées) et sont assemblés ensuite par soudage.
De manière avantageuse, dans le cas carter inter-compresseur 30 d’un seul tenant avec l’anneau 31 , le carter inter-compresseur 30 (ainsi que l’anneau 31 ) est réalisé par une procédé de fabrication additive.
Sur la figure 2, le carter inter-compresseur 30 comprend une virole radialement interne 32 et une virole radialement externe 33 qui sont centrées sur l’axe longitudinal X. Entre la virole radialement interne 32 et la virole radialement externe 33 s’étendent radialement au moins un bras radial 34 structural. Plus précisément, plusieurs bras radiaux 34 sont fixés aux viroles radialement interne et externe 32, 33. Les bras radiaux 34 sont également répartis régulièrement autour de l’axe longitudinal X. Ils sont entre 6 et 10 bras radiaux de manière à optimiser la résistance mécanique du carter inter-compresseur 30. Ces bras 34 sont fixes et sont réalisés d’un seul tenant avec les viroles interne et externe 32, 33. Le nombre d’aubes stator 26 (entre 6 et 10 par exemple) facilite leur intégration sur le carter intercompresseur 30.
La virole radialement interne 32 et la virole radialement externe 33 constituent des portions des parois radialement interne et externe 20, 21 de la veine primaire 17. Le flux primaire traverse les bras radiaux 34.
L’anneau 31 s’étend radialement à l’extérieur de la virole radialement externe 33. Une paroi radiale 35 (cf. figures 3 et 4) s’étendant radialement depuis un premierflanc 36a de l’anneau 31 est reliée à la virole radialement externe 33 du carter inter-compresseur 30. La paroi 35 est annulaire, centrée sur l’axe X, et avantageusement pleine. Cette paroi 35 est définie sensiblement dans un plan P (figure 3) perpendiculaire à l’axe longitudinal X. Ce plan P peut être légèrement incliné de l’axe radial Z d’environ 10°. L’anneau 31 comprend une pluralité de manchons 37, cylindriques, qui s’étendent radialement vers l’extérieur. La base de chaque manchon 37 est circulaire. En référence aux figures 2 et 3, les manchons 37 sont régulièrement répartis autour de l’axe longitudinal X. En particulier, les manchons 37 s’étendent axialement depuis un deuxième flanc 36b de l’anneau 31. Le deuxième flanc 36b (cf. figure 2) est opposé axialement au premier flanc 36a. Avantageusement, mais non limitativement, le deuxième flanc 36b se trouve environ à deux tiers de la hauteur H radiale de chaque manchon 37 mesurée entre une première bordure 38a du manchon 37 et une deuxième bordure 38b du manchon 37. Chaque manchon 37 comprend une jupe cylindrique 39 d’axe A parallèle à l’axe radial Z. La jupe cylindrique 39 est délimitée par les première et deuxième bordures 38a, 38b. L’axe A des manchons 37 est défini dans un plan radial qui est décalé axialement au plan P de la paroi radiale 35. Les manchons 37 sont placés avantageusement au-dessus radialement (et en considérant les figures 2 et 3) des bras radiaux 34 structuraux, ce qui permet de renforcer la tenue mécanique des manchons 37.
Chaque manchon 37 comprend un alésage 40 qui traverse la jupe cylindrique 39 de part et d’autre suivant l’axe. L’alésage 40 forme un logement interne destiné à recevoir le pied d’une aube de stator 26.
Avec une telle configuration, le rapport S /Ce correspondant à la distance S entre le bord de fuite 22b des aubes de l’hélice 2 et du bord d’attaque 29a des aubes de stator 26 sur la corde C des aubes de l’hélice 2 est amélioré. Ce rapport S/C est de l’ordre de 3 alors que dans l’art antérieur ce rapport est compris entre 1 et 2. Le rapport minimal pour le respect des normes acoustiques est en effet de 1 .
En référence à la figure 3, les aubes de stator 26 sont avantageusement à calage variable de manière à optimiser la performance de la turbomachine. A cet effet, la turbomachine 1 comprend un système de changement de pas 45 des pales des aubes de stator 26. Nous pouvons voir que le pied 28 de chaque aube 26 se présente typiquement sous la forme d’un pivot 41 qui est monté pivotant suivant un axe B dans un logement interne. Les axes A et B sont coaxiaux. Le pivot 41 du pied est monté pivotant grâce à au moins un palier de guidage 42 dans le logement interne de chaque manchon 37. Dans le présent exemple, deux paliers de guidage 42, 42’ se superposent suivant l’axe radial Z. Ces paliers 42, 42’ sont de préférence, mais non limitativement, des paliers à roulements. Les paliers peuvent avoir un diamètre plus important qu’à l’accoutumé du fait de la place disponible dans les manchons 37 et de la localisation du carter inter-compresseur 30.
Chaque palier 42, 42’ comprend une bague interne 43 solidaire en rotation du pivot et une bague externe 44 qui entoure la bague interne 42. Les roulements comprennent des organes roulants 46 qui sont installés entre les surfaces internes des bagues interne et externe qui forment des pistes de roulement. Les organes roulants 46 comprennent ici des billes. Les paliers 42, 42’ assurent avantageusement la rétention des aubes 26 dans le logement des manchons 37.
Une douille 48 cylindrique est installée dans chaque alésage 40 de manière à relier la bague interne 43 de chaque palier 42, 42’ au pied de chaque aube de stator 26. La douille 48 est centrée sur l’axe de calage B des aubes de stator 26. Chaque douille 48 s’étend entre une première extrémité et une deuxième extrémité. Chaque douille 48 est également dotée de cannelures internes 49 agencées sur une face cylindrique interne. Les cannelures internes 49 sont destinées à s’accoupler avec des cannelures externes prévues sur une surface externe du pivot 41 de chaque pied d’aube de stator 26. Entre chaque palier 42, 42’ s’étend suivant l’axe radial Z une entretoise 50 destinée à assurer l’écartement entre les paliers 42, 42’ : en effet, ceux-ci doivent reprendre les efforts, mais aussi les moments. Conséquemment, il faut deux paliers espacés afin de pouvoir assurer la reprise du moment de flexion. Cette entretoise 50 est placée avantageusement, mais non limitativement, entre deux bagues internes des paliers 42, 42’. Des éléments d’étanchéités sont prévus dans chaque alésage 40 de manière à prévenir la fuite de lubrifiant des paliers vers l’extérieur de ceux-ci. Comme nous pouvons le voir également sur la figure 3, deux frettes sont agencées entre la paroi interne de chaque manchon 37 et les flancs latéraux des paliers 42, 42’. Une première frette 51 présente une section axiale en forme de L avec une branche qui recouvre radialement le palier 42’ (radialement supérieur), et une deuxième frette 54 présente une section axiale en forme de I majuscule avec un renflement axial. Le palier 42 (radialement inférieur) est en appui sur le renflement axial. Avantageusement, les première et deuxième frettes présentent chacune une forme annulaire et s’emboîtent l’une dans l’autre. Les frettes 51 , 54 permettent un blocage radial des paliers 42, 42’.
Le système de changement de pas 45 comprend au moins un moyen de commande 60 (représenté schématiquement) et au moins un mécanisme de liaison 61 (représenté schématiquement) reliant chaque aube de stator 26 au moyen de commande 60.
Le pivot 41 de chaque pied de pale 27 comprend un bras 52 formant un excentrique à son extrémité libre inférieure. De manière avantageuse, mais non limitativement, le pivot 41 comprend un alésage radial qui débouche au niveau de l’extrémité libre de celui-ci. Un organe de fixation 53 tel qu’une vis est reçu dans l’alésage radial pour fixer le bras 52 sur le pied de l’aube de stator 26. Dans l’exemple représenté, il y a autant de bras que d’aubes de stator 26. Le bras 52 est relié à une première extrémité d’une biellette qui forme le mécanisme de liaison 61. La première extrémité de la biellette est pourvue d’une rotule qui est traversée par un axe d’articulation porté par le bras 52. L’axe d’articulation est parallèle à l’axe radial Z. La deuxième extrémité de la biellette (opposée à la première extrémité) de biellette est reliée au moyen de commande 60.
Le moyen de commande 60 est avantageusement un actionneur tel qu’un vérin hydraulique. L’actionneur comprend un corps fixe et un corps mobile par rapport au premier corps fixe. Le premier corps fixe est relié à une virole fixe de la turbomachine de manière à être immobile en translation et en rotation. La virole fixe est en particulier montée sur le carter inter-veine fixe. Le corps mobile se déplace en translation axialement par rapport au corps fixe suivant l’axe longitudinal X. Le corps mobile comprend une tige axiale dont son extrémité libre est reliée à la deuxième extrémité de la biellette. L’actionneur est relié à une source d’alimentation fluidique pour alimenter en huile sous pression des chambres (non représentée) du corps fixe.
Avantageusement, le système de changement de pas 45 est agencé dans un espace annulaire défini dans le carter inter-veine 16.
Sur la figure 3, le moyen de commande, ici le vérin hydraulique est monté en aval du carter inter-compresseur 30 et dans une zone appelée « zone core ». Cette « zone core » est située à proximité de la chambre de combustion 6. Il y a plus de place dans cette zone pour installer le système de changement de pas 45 ainsi que des servitudes pour l’alimentation d’huile du système de changement de pas, pour l’alimentation électrique destinée au dégivrage du bec de séparation 14, pour l’air de pressurisation, etc. De plus, la zone core est une zone feu. Comme le vérin hydraulique est généralement un vérin actionné avec du carburant, on peut conserver le vérin à l’intérieur de la zone feu définie par la zone core (et limitée par la paroi 35 du carter inter-compresseur 30). En particulier, le moyen de commande est situé en aval de la paroi 35. Plus précisément encore, le moyen de commande est logé au-dessus de compresseur haute pression 5.
Sur la figure 4 est illustré un autre mode de réalisation de l’agencement du système de changement de pas 45. Le moyen de commande 60 est agencé entre le bec de séparation 14 et le carter inter-compresseur 30. Dans ce cas, le moyen de commande 60 est installé à proximité du bec de séparation 14. Il est agencé en amont du carter inter-compresseur 30. Le moyen de commande est installé en particulier en amont des pieds 28 des aubes de stator 26. En référence à la figure 1 , le module de turbomachine peut comprendre un autre système de changement de pas 70 des pales mobiles de l’hélice 2. Ce système de changement de pas 70 est agencé en amont du générateur de gaz 3 et en dessous radialement des pieds des pales mobile de l’hélice 2. Ce système de changement de pas comprend un deuxième moyen de commande comportant un corps mobile axialement par rapport à un corps fixe monté sur une structure fixe solidaire du carter interne 13. Le système de changement de pas comprend également au moins un palier de transfert de charge comportant une bague interne reliée au corps mobile et une bague externe, ainsi qu’un deuxième mécanisme de liaison de la bague externe aux pales 12 mobiles de l’hélice 2. Le système de changement de pas des pales permet de faire varier le calage ou le pas des pales 12 autour de leurs axes de calage de sorte qu’elles occupent différentes positions angulaires selon les conditions de fonctionnement de la turbomachine et les phases de vol concernées telles qu’une une position extrême de travail (position d’inversion de poussée connue en anglais sous le terme « reverse ») et une position extrême de mise en drapeau des pales. Le moyen de commande est également un vérin hydraulique comprenant le corps fixe et le corps mobile. Le mécanisme de liaison comprend ici des bielles.

Claims

REVENDICATIONS
1. Module de turbomachine d’axe longitudinal X, comportant une hélice (2) non carénée entraînée en rotation autour de l’axe longitudinal X par un arbre de puissance (9, 10) qui est relié au moins à un rotor de compresseur (4, 5), et au moins un redresseur (25) comprenant une pluralité d’aubes de stator (26) s’étendant suivant un axe radial Z perpendiculaire à l’axe longitudinal X depuis un carter fixe, le redresseur (25) étant disposé en aval de l’hélice (2), caractérisé en ce que le carter fixe est un carter inter-compresseur (30) agencé en aval d’un compresseur basse pression (4), suivant l’axe longitudinal X, le carter inter-compresseur (30) comprenant un anneau (31 ) d’axe longitudinal X pourvu de manchons (37) destinés à porter les aubes de stator (26), le carter inter-compresseur (30) et l’anneau (31 ) étant monobloc.
2. Module selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le carter intercompresseur (30) comprend une virole radialement interne (32) et une virole radialement externe (33) qui sont coaxiales avec l’axe longitudinal X et entre lesquelles s’étend au moins un bras radial (34) structural.
3. Module selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les aubes de stator (26) sont à calage variable et en ce qu’il comprend un système de changement des pas (45) des pales (27) des aubes de stator (26).
4. Module selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’au moins un palier de guidage en rotation (42, 42’) d’un pied d’aube de stator (26) est logé dans un logement interne d’un manchon (37).
5. Module de turbomachine selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les aubes de stator (26) sont réparties régulièrement autour de l’axe longitudinal X et s’étendent radialement dans un flux d’air secondaire (F2).
6. Module selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le carter inter-compresseur (30) est réalisé par un procédé de fabrication additive.
7. Module selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le carter inter-compresseur (30) et l’anneau (31 ) sont réalisés d’un seul tenant.
8. Module selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que le carter inter-compresseur (30) et l’anneau (31 ) sont assemblés par soudage.
9. Module selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le rapport S ZC correspondant à la distance S entre un bord de fuite (22b) des aubes de l’hélice (2) et un bord d’attaque (29a) d’une aube de stator (26) sur la corde C des aubes de l’hélice (2) est de 3.
10. Module selon l’une quelconque des revendications 3 à 9, caractérisé en ce que le système de changement de pas (45) comprend au moins un moyen de commande (60) comportant un corps fixe et un corps mobile axialement par rapport au corps fixe, et un mécanisme de liaison (61 ) reliant chaque aube de stator (26) au corps mobile du moyen de commande (60).
11. Module selon la revendication 10, caractérisé en ce que le moyen de commande (60) du système de changement de pas (45) est installé dans un carter d’entrée (15) et en amont du carter inter-compresseur.
12. Module selon l’une des revendications 2 et 10, caractérisé en ce que le moyen de commande (60) du système de changement de pas (45) est installé dans un carter interveine (16) prolongeant en aval d’un carter d’entrée (15) portant un bec de séparation (14) destiné à séparer le flux entrant de la turbomachine en un flux primaire et en le flux secondaire, le moyen de commande (60) étant en aval des manchons (37) et en aval d’une paroi radiale (35) du carter inter-compresseur (30) qui relie l’anneau (31 ) à la virole radialement externe (33).
13. Module de turbomachine selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les aubes de stator (26) du redresseur sont non carénées.
14. Turbomachine d’aéronef comprenant au moins un module selon l’une quelconque des revendications précédentes et un générateur de gaz (3) destiné à entrainer l’hélice (2) non carénée en rotation.
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